CN116170067B - 一种多星跟踪策略生成方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种多星跟踪策略生成方法，涉及通信技术领域。该方法基于常用的两行根数确定目标卫星的初始位置，建立了目标卫星的地心矢量在地心地固坐标系下，以时间为自变量的位置坐标函数；结合天线的最低工作仰角，应用几何方法计算出目标卫星的可视时段和最高工作仰角；根据多星跟踪的特点，构建了适用于Dijkstra算法的有向连通图，求解单源最短路径问题，生成天线跟踪多颗目标卫星的最优策略。本发明具有计算量小，实施简单、适用范围广的优点。

Description

一种多星跟踪策略生成方法

技术领域

本发明涉及通信技术领域，具体涉及一种多星跟踪策略生成方法。

背景技术

现有的卫星天线跟踪卫星的主要过程首先由外部指令确定目标卫星，读取卫星位置参数（卫星经度），结合天线站址（经度、纬度）计算出目标卫星的理论地理指向角，然后结合惯导、倾角仪、罗盘等输出的姿态信息，计算出电机的转动角度，进而驱动电机旋转。同时，采集电机轴角和姿态信息，计算出天线实际的地理指向角度，与理论角度做差或坐标旋转，修正天线内部误差。在中、低轨卫星、倾斜轨道同步卫星飞速发展的当下，系统可以使用卫星轨道参数结合轨道预报算法，获取实时、非实时的带时标的指向角，或由外部输入指向文件，采用插值的方式产生。

对于系统集成轨道预报算法的卫星天线系统，面对繁多的卫星列表，不具备确定当前、未来某时刻可用卫星的信息。虽然卫通天线正常工作时不需要天线自身确定目标卫星，但在卫星监测、低轨卫星跟踪试验等环节，使天线具备无人值守、独立的跟踪不同种类卫星的能力，摆脱上位机软件的限制，跟踪策略规划对而言是有必要的。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种多星跟踪策略生成方法，该方法实现简单，计算量小，适用范围广泛。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种多星跟踪策略生成方法，包括以下步骤：

步骤1，获取目标卫星的两行根数TLE，计算TLE更新时刻目标卫星在地心惯性坐标系ECI下的位置矢量 ；

步骤2，根据目标卫星在地心惯性坐标系的位置矢量，建立目标卫星在地心地固坐标系ECEF下，以时间为自变量的位置坐标函数/>；

步骤3，根据天线的最低工作仰角，计算最大可视星地距离/>，结合天线在ECEF下的位置坐标/>，计算目标卫星的任务窗口信息，包括起始时间/>、停止时间/>和最高工作仰角/>；

步骤4，使用Dijkstra算法，生成天线跟踪多颗目标卫星的策略。

进一步地，步骤1的具体方式为：

（101）获取目标卫星的两行根数TLE，并记为，N表示目标卫星的数量，/>表示目标卫星i的两行根数；

（102）使用SGP4/SDP4算法解析两行根数，得到轨道半长轴、偏心率/>、轨道倾角、升交点赤经/>、平近点角/>、近地点幅角/>和平均速度/>，通过求解开普勒方程，计算偏近点角/>；

（103）计算TLE更新时刻目标卫星在ECI的位置矢量 ：

式中：

，/>。

进一步地，步骤2的具体方式为：

（201）根据目标卫星i在ECI下的位置矢量，计算自TLE_i更新时刻起任一时刻/>的位置矢量：

式中，为3×3的单位矩阵，/>为卫星轨道面的法线矢量，/>为其反对称阵；/>和/>表示为

（202）建立目标卫星i在ECEF下，以时间为自变量的位置坐标函数

式中，为地球自转角速度。

进一步地，步骤3的具体方式为：

（301）根据天线的最低工作仰角，计算目标卫星i的最大可视星地距离/>：

式中，为地球平均半径，/>为天线与目标卫星i的地心夹角；

（302）计算天线在ECEF下的位置坐标：

式中，、/>分别为天线所处位置的经度、纬度，子午圈曲率半径，h是天线所处位置的海拔高度，e是地球的偏心率；

（303）根据下式求解t，得到目标卫星i的可视起始时刻和停止时刻/>，且/> ：

（304）依据下式计算目标卫星i在任务期间的可视起始时间/>和停止时间/>：

式中，、/>分别为卫星跟踪任务的起止时间；

（305）取 ，使用下式计算目标卫星i的最高工作仰角/>：

。

进一步地，所述步骤4的具体方式为：

（401）以目标卫星的起始时间、停止时间为顶点，单颗卫星可视时段为边，构建有向连通图；其中，V为节点集合，/>是图G的一个顶点，表示可视起始时刻和停止时刻，此外，将不同任务卫星可视时段的交叉时刻也作为顶点；E为边或弧的集合，/>是图G中的一条边，/>即/>，表示卫星切换线路；每条边/>的特性用使用损失函数/>表示，根据顶点数量使用邻接矩阵或邻接表存储，其值/>与该线路中卫星是否可视、最大可视仰角、可视中断时长有关；

（402）使用Dijkstra算法求解单源最短路径问题，每次找到离任务起始点最近的一个顶点，然后以该顶点为中心进行扩展，最终得到任务起始点到其余所有点的最短路径，即生成多星跟踪策略。

采用上述技术方案的有益效果在于：

1、本发明基于常用的两行根数确定目标卫星的初始位置，数据易于获取且计算简便。

2、本发明使用几何方法确定目标卫星的可视时段和最高工作仰角，无需复杂的轨道预测算法。

3、本发明根据多星跟踪的特点，构建了适用于Dijkstra算法的有向连通图，具有计算量小，实施简单、适用范围广的优点。

总之，本发明根据目标卫星的两行根数，建立了目标卫星的地心矢量在地心地固坐标系下，以时间为自变量的位置坐标函数，并结合天线的最低工作仰角，应用几何方法计算出目标卫星的可视时段和最高可视仰角，最后通过Dijkstra算法求解单源最短路径问题，生成天线跟踪多颗目标卫星的最优策略，具有实现简单、计算量小的特点。

附图说明

图1是本发明实施例中的多星跟踪策略生成的流程图；

图2是本发明实施例中卫星、天线与地球之间的几何关系图；

图3是本发明实施例中根据目标卫星可视时段，生成适用与于Dijkstra算法的有向连通图的原理示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明技术方案做进一步的详细说明。

一种多星跟踪策略生成方法，如图1所示，包括以下步骤：

步骤1，获取目标卫星的两行根数（TLE），计算TLE更新时刻目标卫星在地心惯性坐标系（ECI）的位置矢量 ；

步骤2，根据目标卫星在地心惯性坐标系（ECI）的位置矢量，建立目标卫星在地心地固坐标系（ECEF）下，以时间为自变量的位置坐标函数/>；

步骤3，根据天线的最低工作仰角，计算最大可视星地距离/>，结合天线在ECEF的位置坐标/>，计算目标卫星的任务窗口信息（起始时刻/>、停止时刻/>和最高工作仰角/>）；

步骤4，使用Dijkstra算法，生成天线跟踪多颗目标卫星的策略。

进一步的，步骤1的具体方式为：

（1）获取目标卫星的两行根数（TLE），并记为，N表示目标卫星的数量，/>表示目标卫星i的两行根数；

（2）使用SGP4/SDP4算法解析两行根数，得到轨道半长轴、偏心率/>、轨道倾角/>、升交点赤经/>、平近点角/>、近地点幅角/>和平均速度/>，通过求解开普勒方程，计算偏近点角/>；

（3）计算TLE更新时刻目标卫星在ECI的位置矢量。

式中 ，/>

步骤2的具体方式为：

（1）根据目标卫星i在ECI的位置矢量，计算自TLE_i更新时刻起任一时刻/>的位置矢量；

式中为单位矩阵，/>为卫星轨道面的法线矢量，/>为其反对称阵，可表示为

（2）建立目标卫星i在ECEF下，以时间为自变量的位置坐标函数

式中为地球自转角速度。

卫星、天线和地球的几何关系如图2所示，步骤3的具体方式为：

（1）根据天线的最低工作仰角，计算目标卫星i的最大可视星地距离/>；

式中为地球平均半径，/>为天线与目标卫星i的地心夹角。

（2）计算天线在ECEF的位置坐标，

式中、/>分别为天线所处位置的经度、纬度，子午圈曲率半径/>，h是天线所处位置的海拔高度，e是地球的偏心率；

（3）根据下式求解t，得到目标卫星i的不考虑任务周期的可视起始时刻和停止时刻/>，且/> ；

（4）依据下式计算目标卫星i在任务期间的可视起始时刻/>和停止时刻/>；

式中、/>分别为卫星跟踪任务的起止时刻；

（5）取 ，使用下式计算目标卫星的i的最高工作仰角/>；

步骤4的具体方式为：

（1）构建有向连通图。其中/>为节点集合，/>是图G的一个顶点，表示可视起始时刻和停止时刻，同时将不同任务卫星可视时段的交叉时刻加入顶点，如图3中的空心圆圈；/>为边或弧的集合，/>是图G中的一条边，/>即/>，表示卫星切换线路。图3中实线边表示跟踪过程中不切换线路，虚线边表示跟踪中断并进行卫星线路切换。每条边/>的特性用使用损失函数/>表示，根据顶点数量使用邻接矩阵或邻接表存储，其值/>可根据当前线路是否切换，使用如下函数确定：

式中，表示当前线路持续时长；

（2）使用Dijkstra算法求解单源最短路径问题，基本思想是每次找到离源点（任务起始点）最近的一个顶点，然后以该顶点为中心进行扩展，最终得到源点到其余所有点的最短路径，即生成多星跟踪策略。

总之，该方法基于常用的两行根数确定目标卫星的初始位置，建立了目标卫星的地心矢量在地心地固坐标系下，以时间为自变量的位置坐标函数；接着，结合天线的最低工作仰角，应用几何方法计算出目标卫星的可视时段和最高工作仰角；最后，根据多星跟踪的特点，构建了适用于Dijkstra算法的有向连通图，求解单源最短路径问题，生成天线跟踪多颗目标卫星的最优策略。本发明具有计算量小，实施简单、适用范围广的优点。

Claims (1)

1.一种多星跟踪策略生成方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1，获取目标卫星的两行根数TLE，计算TLE更新时刻目标卫星在地心惯性坐标系ECI下的位置矢量 ；具体方式为：

（101）获取目标卫星的两行根数TLE，并记为，N表示目标卫星的数量，表示目标卫星i的两行根数；

（102）使用SGP4/SDP4算法解析两行根数，得到轨道半长轴、偏心率/>、轨道倾角/>、升交点赤经/>、平近点角/>、近地点幅角/>和平均速度/>，通过求解开普勒方程，计算偏近点角/>；

（103）计算TLE更新时刻目标卫星在ECI的位置矢量 ：

式中：

，/>；

步骤2，根据目标卫星在地心惯性坐标系的位置矢量，建立目标卫星在地心地固坐标系ECEF下，以时间为自变量的位置坐标函数/>；具体方式为：

（201）根据目标卫星i在ECI下的位置矢量，计算自TLE_i更新时刻起任一时刻/>的位置矢量：

式中，为3×3的单位矩阵，/>为卫星轨道面的法线矢量，/>为其反对称阵；/>和表示为

（202）建立目标卫星i在ECEF下，以时间为自变量的位置坐标函数

式中，为地球自转角速度；

步骤3，根据天线的最低工作仰角，计算最大可视星地距离/>，结合天线在ECEF下的位置坐标/>，计算目标卫星的任务窗口信息，包括起始时刻/>、停止时刻/>和最高工作仰角/>；具体方式为：

（301）根据天线的最低工作仰角，计算目标卫星i的最大可视星地距离/>：

式中，为地球平均半径，/>为天线与目标卫星i的地心夹角；

（302）计算天线在ECEF下的位置坐标：

式中，、/>分别为天线所处位置的经度、纬度，子午圈曲率半径/>，h是天线所处位置的海拔高度，e是地球的偏心率；

（303）根据下式求解t，得到目标卫星i的可视起始时刻和停止时刻/>，且/> ：

（304）依据下式计算目标卫星i在任务期间的可视起始时刻/>和停止时刻：

式中，、/>分别为卫星跟踪任务的起止时刻；

（305）取 ，使用下式计算目标卫星i的最高工作仰角/>：

；

步骤4，使用Dijkstra算法，生成天线跟踪多颗目标卫星的策略；具体方式为：

（401）以目标卫星的起始时刻、停止时刻为顶点，单颗卫星可视时段为边，构建有向连通图；其中，V为节点集合，/>是图G的一个顶点，表示可视起始时刻和停止时刻，此外，将不同任务卫星可视时段的交叉时刻也作为顶点；E为边或弧的集合，/>是图G中的一条边，/>即/>，表示卫星切换线路；每条边/>的特性用使用损失函数/>表示，根据顶点数量使用邻接矩阵或邻接表存储，其值/>与该线路中卫星是否可视、最大可视仰角、可视中断时长有关，具体来说，根据当前线路是否切换，使用如下函数确定：

式中，表示当前线路持续时长；

（402）使用Dijkstra算法求解单源最短路径问题，每次找到离任务起始点最近的一个顶点，然后以该顶点为中心进行扩展，最终得到任务起始点到其余所有点的最短路径，即生成多星跟踪策略。